張 勇， 曾憲忠， 沈宗璋

(上海飛機設計研究院 民用飛機模擬飛行國家重點試驗室， 上海 201210)

引言

飛控系統地面模擬試驗是在模擬的飛機運行環(huán)境下，檢驗飛控系統功能和性能的試驗項目。在試驗室模擬飛控系統受到的氣動力載荷，通常使用電液伺服加載系統來實現。

國內眾多論文對電液伺服加載的難點即降低和消除被動加載的多余力進行了研究，提出了多種解決方案，包括控制補償方案、利用速度和加速度的補償方案、前饋補償和模糊算法優(yōu)化PID控制方案、前饋逆補償技術單神經元PID輸出技術。速度補償加端端補償的復合補償控制技術以及定常補償器加干擾觀測器的混合補償技術[1-7]。這些技術在理論上為解決加載多余力提供了有益的借鑒。但這些研究大多數都是從單一的電液伺服加載系統為出發(fā)點，較少把地面模擬試驗系統作為一個整體進行系統的考慮，實際工程中需要整體綜合考慮加載方式、動態(tài)響應、多余力控制、加載精度、多通道協調等多種因素，才能確保系統的整體性能滿足試驗要求。

本研究則以某型飛機舵面加載系統為例，以系統為研究對象，從加載控制系統原理、整體設計上研究并解決多余力抑制、動態(tài)精度和誤差等問題，并通過試驗進行設計驗證，試驗結果證明本系統的設計科學合理，值得借鑒。

1 飛控系統地面模擬試驗需求及加載要求

1.1 試驗需求

飛控系統是飛機產品的關鍵系統之一，需要在飛機首飛前開展大量的試驗室試驗來驗證系統的功能和性能。其中很多試驗是需要在模擬空中載荷的狀態(tài)下完成，這些試驗包括：

(1) 有載狀態(tài)下舵面偏轉速率試驗；

(2) 舵面/作動器卡阻試驗；

(3) 適航25.683條款驗證試驗；

(4) 襟/縫翼傾斜、非對稱試驗;

(5) 其他系統(液壓、航電和電源等)與飛控系統在有載狀態(tài)下的交聯試驗，如液壓大功率有載試驗等。

加載系統可以模擬飛機在飛行過程中舵面所受的氣動力，為試驗提供一個較為真實的工況[8]。

1.2 加載系統要求

飛控系統地面試驗考核的是飛控系統的性能，具體是作動系統的能力，因此需要研究如何將力加載到作動器的傳力路徑上。

基于試驗需求，加載系統主要應具備：

(1) 能夠對飛控作動系統施加可控的變化載荷，系統綜合誤差δ≤0.5；

(2) 能夠針對飛機的狀態(tài)，實時為飛控系統提供加載力；

(3) 能夠按需同時對飛控系統的所有或指定的多個作動器協調施加動載荷。

2 加載系統總體方案

2.1 試驗原理

為了滿足1.2所提出的加載系統要求，設計加載試驗工作原理如圖1所示。

圖1 加載試驗工作原理圖

(1) 飛控系統地面模擬試驗需要在各種動態(tài)的飛行狀態(tài)下完成，這些狀態(tài)包括飛機的空速、高度、姿態(tài)、發(fā)動機轉速等參數，為了實現對飛控系統的動態(tài)、實時加載，加載系統需要和飛控系統同步接收來自飛行仿真計算機的實時輸入指令；

(2) 加載系統通過位移傳感器獲得舵面的運動位置，通過加載系統控制器將當前狀態(tài)(空速、高度)下的載荷數據加載到飛控舵面，實現加載，同時通過力傳感器的反饋來控制加載力的精度。

在加載系統的設計中，可以通過集成設計來最終滿足加載系統的整體要求：

(1) 合理設計系統架構，確保飛行仿真計算機、舵面加載系統和飛控計算機的數據指令同步，確保實時加載；

(2) 合理設計加載控制系統，以及選配合適精度、動態(tài)性能的傳感器，來滿足系統的整體動態(tài)加載精度；

(3) 合理設計加載結構，提高加載系統的穩(wěn)定性，降低系統的綜合誤差；

(4) 合理設計加載控制能力，提高加載系統協調加載能力。

2.2 加載原理

飛控地面模擬試驗加載系統的加載原理是按照飛機的載荷設計要求，建立舵面氣動力載荷與飛機高度、速度、舵面角度的對應關系，在鐵鳥舵面加載試驗過程中，這類參數總是離散而有限的[9]，可以在計算機中建立典型的飛行數據量表，即載荷譜，形成一組離散的數據集，如式(1)所示。

∑i, j,k={Fα,k,α(i, j),k}

(1)

式中，i=1,2,…,n，代表飛行高度狀態(tài)點；j=1,2,…,n，代表空速狀態(tài)點；k=1,2,…,n，代表加載點；

α(i, j),k代表在飛行高度和空速(i,j)組合的飛行狀態(tài)下，第k個加載點處相應舵面偏轉角度；Fα,k代表第k個加載點處，舵面偏度為α時的加載力，它是第k個加載點處舵面偏轉角度α在飛行條件為(i,j)狀態(tài)下的函數。

Fα,k=f(αk|(i, j))

(2)

由(Fα,k,α(i, j),k) 形成的離散數據集即為載荷譜，在加載系統實現實時加載過程中，加載系統的位移傳感器將實時提供加載點k對應舵面的偏轉角度α，加載控制計算機根據載荷譜∑i, j,k實時解算出k點的載荷值Fα,k，并發(fā)出加載控制指令。對于未落在(i,j)組合上的飛行狀態(tài)點，可以采用插值法解算加載值，并反饋控制指令，實現對作動系統的加載力控制。

2.3 系統架構設計

加載系統架構對于加載系統的整體性能實現至關重要，為了滿足加載系統要求，加載系統架構設計如下：

(1) 加載控制系統通過光纖反射內存網絡與飛行仿真計算機連接，確保飛行仿真計算機發(fā)給飛控計算機的狀態(tài)參數能夠實時的、無損的傳遞給加載控制系統;

(2) 為更好的保證實時性，加載系統內部采用分層架構設計，加載控制計算機與控制器之間采用實時的光纖反射內存網連接，保證載荷譜、加載指令、力和位移反饋等關鍵數據的實時性。遠程計算機與控制計算機和控制器之間采用以太網連接，傳輸加載通道的參數設置和數據采集等實時性要求不高的數據。這種分層的網絡架構設計，大大的提高了系統的靈活性，確保了實時數據的可靠性[10]；

(3) 加載控制計算機之間使用時鐘同步網絡控制數據的同步，并與仿真計算機連接，進一步保證了輸入數據的同步一致性；

(4) 在作動器液壓控制前端設計液壓子站，提高液壓控制的穩(wěn)定性，降低液壓脈動，能夠進一步有效提高系統的控制精度，緩解多余力。

3 加載系統結構設計

加載系統結構設計的難點在作動器的結構設計，因飛控舵面運動形式復雜且每個舵面的運動范圍、作動結構各不相同，每個加載點處的加載設計都是獨立的。

圖2 加載系統架構原理圖

典型的舵面運動形式包括：

(1) 主控制面。如方向舵、升降舵、副翼，舵面為雙向對稱運動，機載作動器運動軌跡在一個運動平面內;

(2) 安定面。安定面的運動為雙向不對稱運動，機載作動器運動軌跡在一個運動平面內;

(3) 擾流板控制面。擾流板運動為單向運動，機載作動器運動軌跡在一個運動平面內;

(4) 縫翼控制面?？p翼控制面為單向旋轉運動，機載作動器運動軌跡為弧形軌跡;

(5) 襟翼控制面。襟翼控制面為單向旋轉運動，運動軌跡為弧形或錐形，機載作動器作直線運行和弧形運動的復合運動。

雖然各種舵面、機載作動器的運動差異較大，但加載系統結構設計流程基本相同，圖3為加載系統結構設計的流程圖。

圖3 加載系統結構設計流程

由圖3可知，加載系統結構設計流程如下：

(1) 權衡加載結構。根據試驗任務要求、控制面及機載作動器的運動原理，評估加載形式。確定具體的結構，包括單點加載、多點加載、分布式加載，或是直線加載、旋轉扭矩加載等多種加載結構形式。加載結構設計需要考慮力矩平衡問題，研究加載力矩對試驗設備、試驗臺的影響[11];

(2) 設計加載運動原理圖。分析加載作動器的運動軌跡，偏轉角度、伸長量等，確定加載作動器安裝的鉸鏈點。建立加載作動器的運動原理模型,如圖4所示，通過運動模型能夠計算作動器鉸鏈點運動到角度時的伸長量和力臂長度，這是設計加載作動器行程尺寸和承載能力的關鍵參數;

圖4 加載作動器運動原理模型

(3) 設計加載支座。根據加載鉸鏈點的位置和受力情況，設計加載支座的位置和安裝形式(單耳支座、雙耳支座)，并詳細設計支座的孔徑、襯套。依據受力載荷設計支座的安裝形式(安裝孔設計);

(4) 設計加載作動器。確定加載作動器形式，對稱缸結構或者非對稱缸設計，外形設計，伺服閥形式，傳感器形式及安裝，以及作動器的液壓管路設計(含液壓軟管);

(5) 分析結構載荷。結合機載系統載荷數據，對加載結構進行有限元受力分析，如圖5所示，仿真計算結構強度是否滿足加載試驗要求；

圖5 加載支座結構的有限元分析

(6) 運動干涉檢查。在CAE軟件中模擬機械結構運動，檢查加載結構與試驗臺及機載結構的運動干涉，需注意預留變形空間。

4 加載控制系統設計

影響加載控制性能的因素很多，控制設計主要解決動態(tài)性能、多余力及加載輸出力誤差。

4.1 動態(tài)性能控

飛控加載系統屬于被動加載，跟隨運動舵面的運動實時進行動態(tài)加載，為了實現較好的動態(tài)性能，需要從驅動系統、反饋系統、控制環(huán)節(jié)等全面系統的設計，確保實現最終的系統動態(tài)性能：

(1) 選擇高動態(tài)、高響應的伺服驅動系統，保證執(zhí)行元件的高動態(tài)性能;

(2) 選擇響應速度快的位移控制傳感器和力控制傳感器作為反饋元件;

(3) 選擇增加液壓阻尼器適當增大內泄漏系數可以有效增大系統的阻尼，增大二階慣性阻尼比，達到增加系統穩(wěn)定性，增大增益調節(jié)范圍，提高系統響應速度;

(4) 優(yōu)化PID控制算法，選取適當的PID系數實現傳遞函數的近似對消，提高開環(huán)增益達到提高系統響應帶寬的目的。

4.2 多余力控制

多余力是加載系統經常會關注的問題，在文獻[12]中，基于鐵鳥試驗的工程經驗對多余力的產生進行了詳細分析，認為加載多余力矩的產生與伺服閥有較大的相關性。

伺服閥的選取或者工作狀態(tài)不同，會產生兩類多余力，即正常多余力和非正常多余力。圖6為零開口四通滑閥的全局負載壓力-流量曲線。按照工作狀態(tài)曲線可分為超速區(qū)、 正常工作區(qū)和逆向流動區(qū)。通常需要控制或消除的多余力存在于超速區(qū)和逆向流動區(qū)內。

圖6 零開口伺服閥的全局負載壓力-流量曲線

(1) 超速區(qū)的多余力矩。通過增大伺服閥最大空載流量，可有效消除超速區(qū)的多余力矩;

(2) 逆向流動區(qū)的多余力矩，通過選用大預開口伺服閥或兩腔裝有連通孔的零開口伺服閥來消除，也可以在伺服閥進口增加液壓阻尼器的方式來消除。

4.3 加載誤差控制

加載系統的誤差來源于3個方面：

(1) 機械安裝誤差δ1。機械安裝誤差由機械安裝時，作動筒兩端鉸鏈安裝孔與加載原理圖中心點偏差，以及作動筒工作長度決定，通過控制安裝精度，實際安裝誤差可以控制在0.3%的范圍內;

(2) 測試系統誤差δ2。測試系統誤差由傳感器精度和測控系統的精度決定，通過選擇高精度的測試元件，可以將測試系統的誤差控制在1%的范圍內;

(3) 伺服加載誤差。伺服加載的誤差主要由控制通道的控制器PID調節(jié)決定，通過優(yōu)化PID控制算法，能夠將誤差控制在2.5%的范圍內。

綜上所述，系統的綜合誤差δ如式(3)所示，可以有效控制在5%的范圍內。

(3)

圖7是方向舵加載系統的調試數據， 圖中3條曲線分別為加載力矩反饋曲線以及5%誤差的上、 下包絡線，從測試數據來看，舵面角度在(-30°,30°)的范圍內運動過程中，加載力的誤差始終較好的控制在5%的誤差線范圍內。

圖7 加載系統誤差測試曲線

5 試驗應用

本研究的加載系統方案已通過試驗驗證成功，通過設計有可調阻尼的伺服油缸、帶有超前反饋的控制系統等方法，有效提高了加載系統的動態(tài)性能，使得在運動初始和停止時間點上雖有載荷波動，但誤差滿足精度要求，但是由于加載系統屬于被動加載，仍存在多余力不能消除等特征，這還需要后期進行研究。

以多功能擾流板的加載試驗為例，如圖8所示，從試驗數據可以看到，加載系統實現了(-1260 N，976 N)之間的平穩(wěn)加載跟隨，試驗過程中未對被試系統造成振動、沖擊、擾動等干擾現象，很好的實現了跟隨性加載的目標要求。

圖8 加載試驗數據曲線

6 結論

飛控地面模擬試驗加載系統是在飛控系統研制過程中非常重要的試驗裝置之一，對考核飛控作動系統的真實性能，檢驗載荷故障狀態(tài)，以及系統的優(yōu)化設計方面都發(fā)揮著不可替代的重要作用。本研究通過某型飛機的加載系統設計，重點分析了加載系統設計的一般性過程，研究了該過程中需要解決的重點問題，并依據工程實踐提出了相應的解決方案。通過某型號飛機的實際試驗驗證，該加載系統能夠滿足飛控系統試驗要求，正確有效地模擬作動系統的氣動載荷影響，實現了對飛控系統性能指標的驗證。